专利名称：一种螺旋式推力发动机的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种热气变容式发动机装置，尤其涉及一种推力发动机装置， 一种将高压工质的热、动能直接转化为发动机推动动能的螺旋式推力发动机。
背景技术：
.目前的推力发动机系统主要用于航空航天、车船等需用推力前进的运载体。 军事航空航天运载体由于对大推重比和速度的要求，普遍使用喷气式推力 发动机。喷气式发动机的工作原理是利用燃料燃烧产生高温高压气流高速向后 喷射产生反作用力即推力前进。要推高推力，必须提高喷流温度和压力，从而 导致大量的能量损失，这就是常见的火箭、导弹和喷气式战斗机拖着长长的尾 焰的根本原因。典型的喷气式发动机如涡轮喷气式发动机，包括设于发动机壳 体内，从进气口至喷气口之间依次的进气道、空气压縮机、燃烧室、涡轮、尾 喷管，压缩机和涡轮固定于同一轴上，空气从进气口通过进气道进入经压缩机 压缩成高温高压气体，再进入燃烧室与燃油混合点燃，形成高温高压燃气工质， 高温高压燃气推动涡轮旋转，涡轮通过与压缩机之间的轴带动压缩机旋转，压 縮机压缩空气的动力就来源于涡轮，从而形成工作循环，高温高压燃气通过涡 轮后一部分能量转化为压縮机的功，大部分能量通过尾喷管直接从喷气口喷出， 利用高速气流向后喷出产生的向前的反作用力推动飞机前进。喷气式发动机最大的缺点就是能量损失大、效率低。而且，尾喷气流的红外辐射量大，容易被 侦查和追踪，隐蔽性不强。民用航空领域及部分军机为提高喷气发动机效率而广泛使用的涡扇、涡桨、 涡轴喷气推力发动机，是在涡轮喷气式发动机基础上设置风扇涵道、螺旋桨等， 将喷射气流中部分热能通过涡轮透平转化为涡轮轴机械能，从而带动风扇或螺 旋桨旋转使空气高速向后流动产生部分反作用力即推力。该类推力发动机系统 虽可降低尾喷气流温度，部分提高发动机系统效率，但若要进一步提高效率和 推力必然增加涡轮前燃气温度和压力，从而增加涡轮叶片的热负荷及压力负荷， 从而对材料的耐温耐压性能要求苛刻，系统制造工艺复杂，这是大部分国家难 以制造大推力大推重比航空发动机的根本原因。车船用推力发动机系统，主要由活塞式发动机或燃气涡轮机同复杂的变速、 传动等系统构成。燃气热能首先转化为机械能，再通过变速、传动等系统驱动 车轮或螺旋桨等，由车轮或螺旋桨获得反作用力而产生推力。该类推力发动机 系统由于发动机与变速、传动等系统匹配和传动，不可避免地带来大量能量损 耗，发动机系统复杂，质量、体积大，零部件多，维护、维修频繁。发明内容针对上述现有技术存在的问题，本发明提供了一种釆用新的推力产生方式、 可直接产生推力的螺旋式推力发动机，可克服现行航空航天普遍使用的推力发 动机系统效率低、结构复杂、材料要求苛刻、制造工艺难度大、成本高的缺陷; 可克服车船推力发动机系统须变速、传动机构，体积质量大的缺陷；结构更简 单，使用寿命更长，拥有更小的能量损耗。本发明的技术方案是 一种螺旋式推力发动机，包括发动机壳体以及高压 工质发生装置，还包括固设于发动机壳体内的螺旋式推力发生器，所述螺旋式 推力发生器包括一轴芯以及固设于轴芯侧面以其轴为旋转轴沿轴向螺旋前进从 其前端延伸至后端的一螺旋叶片，且螺旋叶片内沿与轴芯密闭贴合，外沿与发 动机壳体密闭贴合，螺旋叶片相邻叶身与轴芯之间对应形成一槽，整个螺旋叶 片在轴芯上形成从其前端面延伸至后端面连通前后端面且其槽横截面面积从前 至后呈等比差渐进增大的一螺旋式变容导质槽，高压工质发生装置的工质输出 端位于螺旋式推力发生器前端面的前方，螺旋式变容导质槽的前端开口与其工 质输出端连通。作为优选，所述螺旋式变容导质槽槽深固定不变，其槽宽呈等比差增大。 作为优选，所述螺旋式变容导质槽槽宽固定不变，其槽深呈等比差增大。 作为优选，前述高压工质发生装置为喷气式发动机的燃烧室，可优选为涡 轮喷气式发动机的燃烧室，所述螺旋式推力发生器设于燃烧室与涡轮机之间， 连接压縮机与涡轮机的轴活动贯穿螺旋式推力器轴芯的前后端面并与其同轴 线。众所周知，固定翼飞机之所以能够在空中飞翔，其原理就是飞机依靠发 动机的推力向前运动，从而使前方气流相对机翼向后快速运动，空气流到机翼 前缘，分成上、下两股气流，分别沿机翼上、下表面流过，根据流体的连续性 定理"当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何 一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流 体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的"，机翼的上表面是弯曲的，下 表面是平坦的，因此在机翼与空气相对运动时，流过上表面的空气在同一时间内走过的路程比流过下表面的空气的路程远，所以在上表面的空气的相对速度 比下表面的空气快。根据伯努利定理——"流体对周围的物质产生的压力与流 体的相对速度成反比。"，因此上表面的空气施加给机翼的压力小于下表面的压 力。于是机翼上、下表面出现了压力差，垂直于相对气流方向的压力差的总和 就是机翼的升力。这样重于空气的飞机借助机翼上获得的升力克服自身因地球 引力形成的重力，从而翱翔在蓝天上了。在本发明的发动机中也应用了上述原理高压工质从高压工质发生装置的 输出端输出，从前端进入螺旋式推力发生器的螺旋式变容导质槽，并沿导质槽 向后高速螺旋旋转前进，由于导质槽的横截面的面积呈等比差渐进增大，根据 流体的连续性定理，则工质的速度也随着导质槽的横截面的面积的增大而渐进 减小，此时在螺旋叶片任意叶身两侧的相邻导质槽之间即存在一速度差，根据 流体的伯努利定理，相邻导质槽之间即存在一压力差，产生一垂直作用于螺旋 叶片叶身的压力，作用在整个螺旋叶片上的压力就形成螺旋式推力发生器的动 力，产生一指向螺旋式推力发生器前端的推力。本发明提出了一种采用新的推力产生方式、利用高压工质高速螺旋旋转前 进运动而直接产生推力的发动机，改变了以往以高压工质喷射的反作用力获得 推力，或是以高压工质的冲动力作用于做工装置界面使做工装置运动，再将做 工装置的运动转化成所需运动，而获得所需推力的间接方式。本发明由于所述 结构而产生的技术效果明显由于做工装置为一个固定的螺旋式推力发生器， 没有活动部件，结构简单可靠，制造容易，成本大幅下降，寿命却大幅提高； 又由于依靠高压工质在螺旋式变容导质槽内的高速流动直接获得发动机的推 力，且没有传动、变速等机构，结构简单、效率高、能量损耗小、质量体积小、运行更平稳；且由于做工装置为固定的简单部件，可以耐受更苛刻的高温高压 环境，因此可以大幅提高做工装置前的工质温度，进一步大幅提高整个发动机 的推重比。且由于在制造时可增减螺旋叶片数量，使工质热能尽可能多地在发 动机内直接转化为产生运载体动能的推力，所以尾喷气流温度可大大降低，从 而提高效率，降低航空航天飞行器的红外辐射。
图1为本发明实施例1的结构示意图； 图2为本发明实施例2的结构示意图； 图3为本发明实施例3的结构示意图； 图4为本发明的原理示意图。
具体实施例方式
作为本发明的一种实施方式，如图1所示， 一种螺旋式推力发动机，包括 发动机壳体1以及高压工质发生装置，还包括固定于发动机壳体1内的螺旋式 推力发生器，所述高压工质发生装置为喷气式发动机的燃烧室，如本实施例中 所示的涡轮喷气式发动机的燃烧室3。所述螺旋式推力发生器设于燃烧室3与涡 轮机5之间，连接压缩机4与涡轮机5的轴6活动贯穿螺旋式推力器2轴芯2 的前后端面并与其同轴线。所述螺旋式推力发生器包括一轴芯2以及固设于轴 芯2侧面以其轴为旋转轴沿轴向螺旋前进从其前端延伸至后端的一螺旋叶片21， 且螺旋叶片21内沿与轴芯2密闭贴合，外沿与发动机壳体l密闭贴合，螺旋叶 片21相邻叶身与轴芯2之间对应形成一槽，整个螺旋叶片21在轴芯2上形成从其前端面延伸至后端面连通前后端面且其槽横截面面积从前至后呈等比差渐
进增大的一螺旋式变容导质槽22，高压工质发生装置的工质输出端位于螺旋式 推力发生器前端面的前方，螺旋式变容导质槽22的前端开口与其工质输出端连 通。所述螺旋式变容导质槽22槽深固定不变，其槽宽呈等比差增大，如本实施 例所示，螺旋式推力发生器整体呈一圆柱体，轴芯2呈一圆柱体。
空气从发动机的进气口通过进气道进入，经压縮机4压缩成高温高压气体， 再进入燃烧室3与燃油混合点燃，形成高温高压燃气工质，高温高压燃气工质 在螺旋式推力发生器内高速螺旋旋转前进做工，产生发动机的推力，高温高压 工质的大部分热能在螺旋式推力发生器中转化为产生运载体动能的推力，做工 后的气流再推动涡轮5旋转，并最终从喷气口排出，涡轮5通过与压縮机4之 间的轴6带动压縮机4旋转，压縮机4压縮空气的动力就来源于涡轮5，从而形 成工作循环，本发明的发动机通过此方式做工。
作为本发明的第2种实施方式，如图2所示，其他部分如实施例l，其区别 在于所述螺旋式变容导质槽22槽宽固定不变，其槽深呈等比差增大。如本实 施例所示，螺旋式推力发生器整体呈一圆柱体，螺旋式变容导质槽22槽深渐进 增大，轴芯2呈一前大后小的锥台体形状。
作为本发明的第3种实施方式，如图3所示，其他部分如实施例l，其区别 在于所述螺旋式变容导质槽22槽宽固定不变，其槽深呈等比差增大。如本实 施例所示，所述螺旋式推力发生器整体呈一前小后大的锥台体，螺旋式变容导 质槽22槽深渐进增大，轴芯2呈一圆柱体形状。
本发明原理如图4所示高压工质从高压工质发生装置的工质输出端输出， 进入后端的螺旋式推力发生器的螺旋式变容导质槽，并沿导质槽向后高速螺旋旋转前进，由于导质槽的横截面的面积呈等比差渐进增大，根据流体的连续性 定理，工质的速度也随着导质槽的横截面的面积的增大而渐进减小，此时在任
意相邻导质槽之间即存在一速度差，如图中相邻导质槽0、 1、 2级导质槽，高 压工质沿0、 1、 2级导质槽顺序从前至后高速螺旋旋转前进，在l级导质槽中
的流体速度为V"压强为P,;在2级导质槽屮的流体速度为V."压强为P2;由
于1级导质槽的横截面积小于2级导质槽，所以Vl>v2, 1、 2级导质槽对两槽间 的螺旋叶片上的一点X产生的压力分别为R、 F2，根据流体的伯努利定理，1、 2 级导质槽之间即存在一压力差，Pl〈p2， F,〈F2，产生一垂直作用于螺旋叶片点X的 压力F,作用于整个螺旋叶片上的压力的合力就形成螺旋式推力发生器的推力， 产生一指向螺旋式推力发生器前端的推动力。
本发明不仅限于上述通过螺旋式推力发生器设于涡轮喷气式发动机内，由 涡轮喷气式发动机的燃烧室提供高压工质，并与涡轮喷气式发动机的压縮机、 涡轮等其他机构构成整个螺旋式推力发动机的实现方式，还可以通过螺旋式推 力发生器设于火箭、导弹等中使用的火箭喷气式发动机内，由火箭喷气式发动 机的燃烧室提供高压工质，无需压气机、涡轮等机构配合，而构成整个螺旋式 推力发动机的实现方式，或者由其他高压工质发生装置与螺旋式推力发生器应 用本发明原理从而构成整个螺旋式推力发动机的实现方式。
最后应当说明的是以上实施例仅用以说明而非限制本发明的技术方案， 尽管参照上述实施例对本发明进行了详尽说明，本领域的普通技术人员应当理 解依然可以对本发明进行修改或者等同替换，而不脱离本发明的精祌和范围 的任何修改或局部替换，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。
权利要求
1.一种螺旋式推力发动机，包括发动机壳体(1)以及高压工质发生装置，其特征在于还包括固设于发动机壳体(1)内的螺旋式推力发生器，所述螺旋式推力发生器包括一轴芯(2)以及固设于轴芯(2)侧面以其轴为旋转轴沿轴向螺旋前进从其前端延伸至后端的一螺旋叶片(21)，且螺旋叶片(21)内沿与轴芯(2)密闭贴合，外沿与发动机壳体(1)密闭贴合，螺旋叶片(21)相邻叶身与轴芯(2)之间对应形成一槽，整个螺旋叶片(21)在轴芯(2)上形成从其前端面延伸至后端面连通前后端面且其槽横截面面积从前至后呈等比差渐进增大的一螺旋式变容导质槽(22)，高压工质发生装置的工质输出端位于螺旋式推力发生器前端面的前方，螺旋式变容导质槽(22)的前端开口与其工质输出端连通。
2. 根据权利要求1所述的一种螺旋式推力发动机，其特征在于所述螺旋 式变容导质槽(22)槽深固定不变，其槽宽呈等比差增大。
3. 根据权利要求1所述的一种螺旋式推力发动机，其特征在于所述螺旋 式变容导质槽(22)槽宽固定不变，其槽深呈等比差增大。
4. 根据权利要求1至3中任一权利要求中所述的一种螺旋式推力发动机， 其特征在于所述高压工质发生装置为喷气式发动机的燃烧室。
5. 根据权利要求4所述的一种螺旋式推力发动机，其特征在于所述高压 工质发生装置为涡轮喷气式发动机的燃烧室(3)，所述螺旋式推力发生器设于 燃烧室(3)与涡轮机(5)之间，连接压缩机(4)与涡轮机(5)的轴(6)活 动贯穿螺旋式推力器轴芯(2)的前后端面并与其同轴线。
全文摘要
本发明公开了一种螺旋式推力发动机，涉及一种热气变容式发动机装置，包括发动机壳体以及高压工质发生装置，还包括固设于发动机壳体内的螺旋式推力发生器，所述螺旋式推力发生器包括一轴芯以及固设于轴芯侧面以其轴为旋转轴沿轴向螺旋前进从其前端延伸至后端的一螺旋叶片，整个螺旋叶片在轴芯上形成从其前端面延伸至后端面连通前后端面且其槽横截面面积从前至后呈等比差渐进增大的一螺旋式变容导质槽，螺旋式变容导质槽的前端开口与其工质输出端连通。本发明提供了一种采用新的推力产生方式、可直接产生推力的螺旋式推力发动机，结构简单，使用寿命长，制造容易，材料要求低，成本低，拥有更小的能量损耗。
文档编号F02G1/00GK101576021SQ20091005957
公开日2009年11月11日 申请日期2009年6月11日 优先权日2009年6月11日
发明者巍 胡 申请人:巍 胡